用于涡轮机的组合件

技术领域

本发明涉及一种用于涡轮机的组合件，具体是涉及一种用于涡轮喷气发动机或飞行器涡轮螺旋桨发动机的排气锥。

背景技术

用于飞行器的推进组合件，也称为集成推进系统常规地包含涡轮机(例如涡轮喷气发动机)、机舱和旨在使得推进组合件能够联接在结构部分上(例如在飞行器的机翼下)的桅杆或联接挂架。

涡轮机例如为涡轮风扇发动机。图1中所说明的此种涡轮机1具有轴线X且在涡轮机内部的气流的方向上从上游到下游包含：风扇2、低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮6和低压涡轮7。

在下文中，在描述中，相对于涡轮机内部的气流的方向来定义术语上游和下游。

此外，相对于涡轮机的轴线X来定义术语轴向、径向和圆周。

在风扇处进入的空气F被划分成流过所谓的主路径8的一次空气流F1，且被划分成流过包围主路径8的所谓的次路径9的二次空气流F2。低压压缩机3和高压压缩机4、燃烧室5以及高压涡轮6和低压涡轮7位于主路径8处。

高压涡轮6经由所谓的高压轴驱动高压压缩机4。低压涡轮7经由所谓的低压轴且任选地在风扇2的转速低于低压压缩机3的转速的情况下经由减速齿轮驱动低压压缩机3和风扇2。

由涡轮机1产生的大部分推力由在风扇2下游的二次流F2产生。

风扇2由风扇壳体10包围，所谓的中间壳体11位于风扇壳体10下游。中间壳体11包含位于风扇壳体10的突出部中的径向外壳12和位于主路径8与次路径9之间的所谓的路径间部分13。路径间部分13在其上游端处包含分离喷口14且通过所谓的结构臂15连接到外壳12。

此外，涡轮机1包含位于中间壳体11的路径间部分13下游的中心壳体16和位于中心壳体16下游且上面安装有排气锥18的排气壳体17。如在图2中更清楚地看到，排气壳体17包含通过径向延伸的叶片连接的径向内壳19和径向外壳20。排气壳体17或电动机壳体的内壳19和外壳20界定其间的主路径8的下游端。

如图2中所说明，推进组合件的机舱21常规地包含包围风扇2以及风扇壳体10和中间壳体11的外壳12的风扇机舱22。风扇机舱22在其上游端处形成空气入口唇缘23。此外，机舱21包含包围涡轮机1的各区的电动机机舱24，所述涡轮机具体地包含高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮6和低压涡轮7。

如图3中所说明且从申请人持有的文件FR 3 084 916已知，排气锥18的上游端经由环形连接凸缘25连接到排气壳体17的内壳19的下游端(也在图4中看到)。锥18大体上由陶瓷基质复合材料(也称为首字母缩写CMC)制成。此外，锥18可包含内部声学结构26。排气壳体18的内壳19为金属的，例如由基于镍的合金(例如铬镍铁合金)制成。

凸缘25为金属的，例如由基于镍的合金(例如铬镍铁合金)制成，且包含轴线X的环形部分27，柔性凸耳28从所述环形部分延伸。凸耳28沿着圆周规则地分布。

此类软或柔性凸耳28使得有可能补偿在排气壳体17的内壳19与锥18之间发生的差异膨胀现象，这两个元件17、18由不同材料制成。

此类环形凸缘25大体上通过机械加工大尺寸的未加工元件来制造，这种制造相对昂贵。

发明内容

本发明旨在以简单、可靠且便宜的方式补救此缺陷。

为此目的，本发明涉及一种用于涡轮机的组合件，包含排气锥和包含环形内壳的排气壳体，所述排气锥和所述排气壳体围绕轴线延伸，所述排气锥包含在所述内壳的突出部中延伸的外表面，所述排气锥经由凸缘连接到所述排气壳体，所述凸缘包含紧固到所述排气壳体的上游部分和从所述上游部分向下游延伸的凸耳，所述排气锥紧固到所述凸耳，其特征在于所述凸缘经分段且由被布置成沿圆周相邻的若干角度片段组成，每个凸缘片段包含沿着平行于所述锥的所述轴线的轴线以直线方式延伸的至少一个凸耳。

因此，有可能使用与现有技术的情况相比尺寸较小的未加工材料的元件来产生每个凸缘片段，这使得有可能限制成本和机械加工时间。此结构还使得有可能建立凸缘片段的批量生产。

每个凸耳为平面的且沿着平行于排气壳体和锥的轴线(即平行于涡轮机的轴线)的直线轴线延伸的事实使得有可能限制每个凸缘片段中和具体地凸耳中的机械应力，以便防止任何过早退化。凸耳的此种结构也使得有可能促进片段的生产且限制每个片段的大小。

凸耳可由例如平面的条带形成。每个凸耳可具有大体上恒定的厚度。每个凸耳可具有从外面向内径向地查看的大体矩形形状。每个凸耳可具有矩形横截面。

相邻片段可端对端布置或可在圆周方向上规则地间隔开。

每个凸耳在径向方向上可为柔性的或可弹性变形，以便补偿例如在锥和排气壳体由不同材料制成时锥与排气壳体之间的任何差异膨胀效应。每个凸耳的厚度，即其在径向方向上的尺寸例如在0.5mm与10mm之间。

所述锥例如至少部分地由陶瓷基质复合材料(也称为首字母缩写CMC)制成。排气壳体例如至少部分地由能够在涡轮机操作期间耐受高温的金属材料制成。

每个凸缘片段延伸的角度范围可小于180°。

沿着圆周分布的片段的数目可因此在0与200之间。

每个凸缘片段可包含1与100个之间的凸耳，优选地1与10个之间的凸耳，优选地3与6个之间的凸耳。

组合件可包含用于旋转联接和/或定位每个凸缘片段的构件。

用于旋转联接和/或定位的构件可包含形成于对应片段上、接合在排气壳体或锥的互补凹部或孔口中的至少一个定位螺柱，反之亦然。

定位螺柱可从每个片段的上游部分径向延伸且接合在排气壳体的互补形状的凹部或孔口中。显然，凹部或孔口可布置于紧固到排气壳体或锥的元件中。

用于旋转联接和/或定位的构件可包含形成于对应片段上、按压于排气壳体或锥的边缘或对应平面表面上的至少一个平坦区段，反之亦然。

显然，平坦区段可按压于紧固到排气壳体或锥的元件的边缘或对应平面表面上。

用于旋转联接的构件能够防止对应片段相对于垂直于锥和排气壳体的轴线的轴线，即相对于径向轴线的旋转。

平坦区段可由从对应片段的上游部分延伸的突出区形成且按压于排气壳体或紧固到所述排气壳体的元件的边缘或对应平面区上。

对于每个片段，用于旋转联接和/或定位的构件可包含两个平坦区段，例如通过两个突出区彼此沿圆周分离。

所述锥可包含径向内表层和径向外表层，从而在其间界定腔室，所述外表层至少部分地形成排气锥的所述外表面。

所述腔室可以是声学腔室。

声学腔室使得有可能限制由来自涡轮的气流引起的噪声污染。

径向内表层和径向外表层可通过至少一个径向延伸壁连接。

径向外表层可朝向上游轴向延伸到排气壳体，凸缘片段径向位于径向外表层内部，凸耳紧固到径向内表层。

外表层的上游端接着可相对于排气壳体通过有限间隙分离。

环形密封件可在排气壳体与外表层之间延伸，以便防止泄漏空气通过前述间隙引入。

每个片段的上游部分可直接或经由连接元件紧固到排气壳体的径向或轴向下游部分上。

连接元件可具有L形横截面。

每个片段的上游部分可经由至少一个螺栓紧固到排气壳体。

每个片段的每个凸耳可经由至少一个螺栓紧固到排气锥。

本发明还涉及一种涡轮机，其包含至少一个前述类型的组合件。

附图说明

[图1]是现有技术的涡轮机的示意性轴向截面视图，

[图2]是现有技术的推进组合件的示意性轴向截面视图，

[图3]是现有技术的涡轮机排气组合件的一部分的轴向截面半视图，

[图4]是根据现有技术的排气锥与排气壳体之间的连接凸缘的透视图，

[图5]是根据本发明的组合件的一部分的截面视图，

[图6]是根据本发明的组合件的一部分的截面视图和透视图，

[图7]是根据本发明的组合件的一部分的透视图，

[图8]是根据本发明的实施例的凸缘片段的透视图，

[图9]是根据本发明的另一实施例的凸缘片段的透视图，

[图10]是根据本发明的组合件的第一实施例的一部分的示意性轴向截面视图，

[图11]是说明本发明的第二实施例的对应于图10的视图，

[图12]是说明本发明的第三实施例的对应于图10的视图，

[图13]是根据本发明的第一实施例的说明包含单个凸耳的片段的壳体的分解透视图，

[图14]是根据本发明的第一实施例的说明包含单个凸耳的片段的壳体的透视图。

具体实施方式

图5到8说明根据本发明的实施例的用于飞行器涡轮机1的排气组合件。此组合件包含排气壳体17，如上所述包含通过径向叶片连接的径向外部环形内壳19和径向环形外壳20。图6和7中仅说明内壳19。

组合件进一步包含排气锥18，所述排气锥包含径向内表层29和径向外表层30，从而在其间界定腔室，例如声学腔室31。径向外表层30为所谓的声学表层且朝向上游轴向延伸到排气壳体17的内壳19。外表层30的上游端30a例如相对于排气壳体17通过至少等于0.2mm的轴向间隙j分离。

环形密封件32在排气壳体17的内壳19的下游端与外表层30之间延伸，以便防止泄漏空气通过前述间隙j引入。

所述内壳19的下游端包含轴向延伸的环形边沿33，其相对于旨在界定主路径8的内壳17的径向外表面34向内径向偏移。

分段式环形凸缘25连接环形边沿33与排气锥18的内表层29的上游端29a。

凸缘25由沿圆周端对端布置的若干角片段25a组成，每个凸缘片段25a包含沿圆周延伸的上游部分35，一个或多个平面凸耳28从所述上游部分沿着平行于锥18的轴线X的轴线以直线方式延伸。凸耳28沿着凸缘25的圆周规则地分布。

每个片段25a的上游部分35经由包括例如一个或多个螺栓36的紧固构件紧固到边沿33，此处4个常规螺栓规则地分布在圆周方向上且在一些情况下由轴线示意性地说明。

每个凸耳28的下游端经由包括例如一个或多个螺栓37的紧固构件紧固到锥18的内表层29的上游端29a，此处单个螺栓在一些情况下由轴线表示。显然，通过铆钉或通过焊接的紧固构件也可能用于紧固每个片段25a的上游部分35或凸耳28。

每个片段25a的凸耳28的数目此处等于4，每个凸缘25包含8个片段。

每个凸耳28具有大体上恒定的厚度、矩形横截面和从外面向内径向地查看的大体矩形形状。

凸耳28足够软且柔性以可弹性变形，且使得有可能补偿锥18与排气壳体17之间的差异膨胀效应。实际上，排气壳体17例如由金属材料制成，例如由基于镍的合金(例如铬镍铁合金)制成。锥18的表层29、30例如由陶瓷基质复合材料制成，材料差异根据操作中的温度产生此类差异膨胀。

图9说明每个片段25a包含单个凸耳28的实施例，凸缘25的片段25a的数目接着介于1与200之间。在此实施例中，上游部分35经由至少两个螺栓36紧固到壳体17。

应注意，存在用于紧固上游部分35的至少两个螺栓36使得有可能锁定每个片段25a相对于垂直于排气壳体17和锥18的轴线X的轴线，即相对于轴线或径向方向旋转。

图10示意性地说明凸缘25片段25a一方面相对于壳体17的内壳19且另一方面相对于锥18的内壳29的组合件。

图11说明另一实施例，其中轴向边沿33由中间连接元件38形成。此元件38包含径向环形部分39，其通过任何合适构件紧固到内壳19的下游端的径向环形部分40；和轴向或圆柱形环形部分，其形成用于紧固每个片段25a的上游部分35的边沿33。

图12进一步说明另一实施例，其中每个片段25a的上游端35包含径向边沿39，所述径向边沿径向向外延伸、紧固到排气壳体17的内壳19的下游端的径向环形部分40。

图13和14各自说明每个片段25a包含单个凸耳28的实施例。

在图13中的实施例中，上游部分35包含允许紧固构件(例如螺栓36的螺钉)和接合在边沿33的互补形状的孔口或凹部43中的螺柱42通过的孔41，紧固构件36从螺柱42沿圆周偏移。紧固构件36、孔口42和凹部43因此形成用于防止扇区25a相对于轴线或径向方向旋转的构件。

在图14的实施例中，上游部分35包含例如由径向向内延伸的螺柱44形成的两个平坦区段。螺柱44彼此沿圆周分离且按压在轴向边沿33的下游边缘上。上游部分35还包含例如由一个或多个螺栓37形成的紧固构件。